具有多孔表皮的冷却的部件的制作方法

本发明总体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地，涉及燃气涡轮发动机的冷却部件。

背景技术：

燃气涡轮发动机中的部件通常包括冷却孔，冷却孔用于将空气经部件的非常薄的壁排出。这种部件的一个示例是翼型件，翼型件具有形成为穿过翼型件的计量孔，计量孔流体连接至多孔层。多孔层构造为用以提供蒸腾冷却。按照惯例，这种多孔层是限定随机分布且随机成形的流动路径的开孔型金属层。由于常规多孔层包括随机分布且随机成形的流动路径，它们不能够被专门制作以在连续层内于预定范围处提供预定量的冷却。

因此，仍然需要一种多孔层，其能够被专门制作以提供在连续层的预定范围处具有预定形状和/或预定分布的流动路径。

技术实现要素：

这种需要通过下述的燃气涡轮发动机部件得以解决，其构造为用于冷却并且包括连接至多孔层的计量孔，多孔层具有由具有预定形状和/或预定分布的多个流动路径限定的结构化孔隙。

根据本发明的一个方面，描述了一种涡轮机部件，其构造为通过结构化孔隙冷却而冷却，部件包括壁；连续的多孔层，多孔层是壁的一部分；第一区域，第一区域限定于多孔层中使得第一区域具有第一结构化孔隙；第二区域，第二区域限定于层中使得第二区域具有第二结构化孔隙；并且其中，第一结构化孔隙与第二结构化孔隙不同。

根据本发明的一个实施例，壁包括基本上不能渗透的层，基本上不能渗透的层具有限定于其中的至少一个计量孔。

根据本发明的一个实施例，至少一个计量孔被限定为穿过基本上不能渗透的层，使得壁的内部表面流体连接至多孔层。

根据本发明的一个实施例，壁的内部表面流体连接至第一区域并流体连接至第二区域。

根据本发明的一个实施例，第一区域经由多孔层流体连接至第二区域。

根据本发明的一个实施例，壁的内部表面经由一个计量孔流体连接至第一区域并流体连接至第二区域。

根据本发明的一个实施例，壁的内部表面经由第一计量孔流体连接至第一区域并经由第二计量孔流体连接至第二区域。

根据本发明的一个实施例，第一区域经由第一计量孔和第二计量孔流体连接至第二区域。根据本发明的一个实施例，第一区域经由多孔层流体连接至第二区域。

根据本发明的一个实施例，多孔层定位于保护层与基本上不能渗透的层之间，并且壁的内部表面流体连接至保护层的外部表面。

根据本发明的一个实施例，保护层是基本上不能渗透的，并且开口被限定为穿过保护层，使得多孔层流体连接至保护层的外部表面。

根据本发明的一个实施例，壁是翼型件的一部分。

根据本发明的另一方面，描述了一种涡轮机部件，其构造为通过结构化孔隙冷却而冷却，其包括：基底，基底具有外部表面和内部表面，内部表面限制内部空间的边界；计量孔，计量孔被限定在基底中使得计量孔的一个端部向基底的外部表面开放并且另一个端部向内部空间开放；多孔层，多孔层定位于基底的外表面上；具有结构化孔隙的第一区域，第一区域限定于多孔层中；具有结构化孔隙的第二区域，第二区域限定于多孔层中；并且其中，第一区域的孔隙度不同于第二区域的孔隙度，并且内部空间经由计量孔、多孔层、以及被限定穿过涂覆层的开口流体连接至部件的外部表面。

根据本发明的一个实施例，涡轮机部件进一步包括第二计量孔，并且第二计量孔的一个端部与具有孔隙的第二区域相邻，并且第一计量孔的一个端部与具有孔隙的第一区域相邻。

根据本发明的一个实施例，具有孔隙的第一区域和具有孔隙的第二区域具有蜂窝状构型。

根据本发明的一个实施例，具有孔隙的第一区域和具有孔隙的第二区域各自具有在各处基本上均匀的孔隙度。

根据本发明的一个实施例，在具有孔隙的第一区域和具有孔隙的第二区域之间定位有具有孔隙的第三区域。

根据本发明的一个实施例，具有孔隙的第三区域在接近具有孔隙的第一区域的范围中的孔隙度基本上等于具有孔隙的第一区域的孔隙度，并且在接近具有孔隙的第二区域的范围中的孔隙度基本上等于具有孔隙的第二区域的孔隙度。

根据本发明的一个实施例，具有孔隙的第三区域的孔隙度从接近具有孔隙的第一区域至接近具有孔隙的第二区域逐渐地过渡。

根据本发明的一个实施例，具有孔隙的第三区域是不能渗透的。

根据本发明的一个实施例，多孔层是一个连续的单元。

根据本发明的一个实施例，涡轮机部件还包括涂覆层，涂覆层叠置于多孔层上，涂覆层包括穿过涂覆层、以与多孔层流体连通的方式设置的开口。

附图说明

通过结合附图参照下文的说明，本发明将得到更好地理解，其中：

图1是涡轮机桨叶的透视图，其中，涡轮机桨叶的壁包括用于壁的蒸腾冷却的多孔层；

图2是图1的涡轮机桨叶的壁的沿图1的2-2线截取的部段的透视图；

图3是图2的壁部段的横截面图；

图4是替代性的壁部段的横截面图；

图5是另一替代性的壁部段的横截面图；

图6是图2的壁部段在一个制造步骤期间的横截面图；

图7是图2的壁部段在另一制造步骤期间的横截面图；

图8是图2的壁部段的横截面图，其示出了插入壁部段的计量孔中的插头；

图9是图5的壁部段的横截面图，其示出了施加至壁部段的粘附剂；

图10是图6的壁部段的横截面图，其示出了施加至壁部段的粉末；以及

图11是图7的壁部段的横截面图，其示出了被融合的粉末。

具体实施方式

一般来说，本公开内容的冷却的部件包括结构化多孔层，结构化多孔层具有由形成于其中、设置于基底上的预定区域限定的结构化孔隙。这种具有不同的结构化孔隙的预定区域根据需要在部件表面的特定范围上并且穿过部件表面的特定范围提供了不同冷却程度。保护性的涂覆层可被沉积在多孔层的上表面上。

现在参照附图，在附图中，相同的附图标记贯穿多图指代相同的元件，图1和图2示出了示例性涡轮机桨叶10，涡轮机桨叶10具有构造为经由结构化孔隙提供差异化冷却的多孔层100。多孔层100具有多个区域，多个区域在一个连续层中各自具有不同的预先确定的结构化孔隙。涡轮机桨叶10仅是可将壁结构与本文中说明的多孔层结合的冷却的部件的一个示例。

在本文中使用的短语“结构化孔隙(structuredporosity)”指的是定位于计划好的且预先确定的构型中的多个壁部和空穴区。这种定位能够例如通过诸如下文所述的增材制造方法的分层制造方法来实现。在预定层内，每个壁部和每个空穴区的位置根据诸如xyz系统的坐标系统来限定。在以此方式产生多个层之后，产生了具有结构化孔隙的多孔层。应当理解，多孔层内至少一些空穴彼此流体连接以便提供诸如成角度的或定向的流的预定流动路径。可替代地，基本上随机的流方向性也能够被设置为受控的一组的设计好的有效流区。本文使用的短语“结构化孔隙”与使用诸如热学或化学沉积方法的用于生成多孔结构的现有技术方法构造的多孔结构相反，现有技术方法能够导致随机的、不可预知和/或不一致的结构。

涡轮机桨叶10包括常规的楔形榫12，其可具有任意适合的形式，包括接合转子轮盘(未示出)中的楔形榫槽的互补柄脚(tang)以便在运行期间、轮盘旋转时将桨叶10径向地保持至轮盘的柄脚。可替代地，涡轮机桨叶10能够成为整体叶片转子或“整体叶盘”的组成部分。桨叶柄部14自楔形榫12径向向上延伸并终止于自柄部14横向向外伸出并包围柄部14的平台16中。中空的翼型件18自平台16径向向外延伸并延伸至热气流中。翼型件在平台16和翼型件18的连结部处具有根部19，并在其径向外部端部处具有顶部22。翼型件18具有在前缘28和尾缘31处连结在一起的凹型压力侧壁24和凸型吸力侧壁26。

翼型件18可以采用适于从热气流中提取能量并适于使转子轮盘旋转的任意构型。翼型件18的顶部22由顶部盖34封盖，顶部盖34可以是翼型件18的组成部分或单独地形成并附接至翼型件18。直立的凹槽状叶顶(squealertip)36自顶部盖34径向向外延伸并设置于紧靠组装的发动机中的固定护罩(未示出)的位置处，以便使经过顶部22的气流损失最小化。凹槽状叶顶36包括与吸力侧顶部壁39以分隔开的关系设置的压力侧顶部壁38。顶部壁38和39成为翼型件18的组成部分并分别形成压力侧壁24和吸力侧壁26的延伸部。压力侧顶部壁38和吸力侧顶部壁39的外表面分别形成压力侧壁24和吸力侧壁26的外表面的连续表面。

翼型件18可由通常被称为“超合金”的、具有良好的抗高温蠕变性能的诸如镍基合金或钴基集合金的材料制成。适合材料的其他非限制性示例包括诸如钛的难熔金属、陶瓷、陶瓷基复合材料、金属和陶瓷的复合材料及上述各项的组合。

现参照图2和图3，一个或个多计量孔穿过压力侧壁24。在本示例中示出了自内部表面54延伸至外部表面56的第一计量孔86、第二计量孔87和第三计量孔88。多孔层100叠置于外部表面56之上并且因而压力侧壁24可被认为是多孔层100的“基底”。计量孔86、87和88与翼型件18(未示出)的内部连通并与多孔层100连通，这一点将会在下文进行进一步的说明。应当理解，计量孔86、87和88能够以多种角度定位，并且能够具有不同的大小、横截面形状、入口形状以及出口形状。

在图2中所示的示例中，诸如环保涂层或热屏障涂层的可选的保护性涂层140叠置于多孔层100之上。保护性涂层140本身可以是多孔的并且可以包含出口孔150。多孔层100限定了流体连接至计量孔86、87和88中的一者或多者并流体连接至保护性涂层140的流动路径。

多孔层100包括两个或更多个区域。在所示的示例中，多孔层100被限定为具有第一区域104、第二区域114以及第三区域124。如上所述，每个区域104、114、124的孔隙均被结构化，也就是，孔隙包括邻接于空穴区111的壁部109(即，由固体材料形成的部分)，其中，每个壁部109和每个空穴区111的形状、大小和在3-d空间中的位置均根据预定样式进行构建。

空穴区111代表流体能够经其穿过的可供使用的开放空间，空穴区111能够以多种方式进行构造。空穴形状的非限制性示例包括类似于开孔型泡沫的结构、多个管、多个通路、互相连接的空穴、以及上述各项的组合。

区域104、114、124中的每一者均具有以与其他区域不同的方式构造的结构化孔隙。这也可被描述为具有“不同的结构化孔隙”。

在本具体示例中，这些区域中的每一者均具有不同的孔隙度。本文中使用的短语“孔隙度”指的是流体能够经其穿过的区域中可供使用的开放空间量。换句话说，气体能够从计量孔86、87、88经多孔层100传递所穿过的开放范围在第一区域104、第二区域114和第三区域124的每一者中均不同。

第一边界区域108定位于第一区域104与第二区域114之间。第二边界区域118定位于第二区域114与第三区域124之间。根据所示的实施例，第一区域104内的结构化孔隙在各处大体恒定。第二边界区域108内的结构化孔隙从第一区域104的孔隙至第二区域114的孔隙逐渐过渡。在这方面，多孔层100具有通过预定的过渡限定于其中的多种孔隙度。以此方式，能够以预定量向翼型件10的不同范围提供不同的冷却程度。此外，多孔层100能够具有多种区域角(即，气体相对于桨叶表面流动的角度和方向)、其中的通路的多种取向、多种大小以及各种形状的通路。

应当理解，在一些实施例中，相邻的孔隙区域之间的过渡将是突变的。在其他实施例中，区域由在与孔隙区域相同的增材制造步骤中产生的固体材料分开。

在所示示例中，相邻区域104、114和124彼此流体连接使得计量孔86、87和88中每一者均流体连接至其直接馈送的区域并且经由相邻区域流体连接至图3中示出的其他区域。由内部表面54限制边界的内部空间经由计量孔86、87和88流体连接至多孔层100。

图4示出了替代性的多孔层200的示例。多孔层200包括第一区域204、第二区域214和第三区域224，以及相应的相关联的计量孔286、287和288。第一区域204构造有结构化孔隙使得限定有路径，上述路径类似于开孔型泡沫中存在的那些路径。第二区域214构造有由壁215限定的、扩散器形通道213的扇形阵列。第三区域224构造有由壁225限定的多个弯曲通道223。上述区域并未经多孔层200彼此流体连接。在这方面，第一区域204的孔隙区与第二区域214的孔隙区通过实心区209分开。同样，第二区域214的孔隙区与第三区域224的孔隙区通过实心区219分开。在图4中能够看到，计量孔和孔隙区域的不同组合能够构造在单一的多孔层200中。

在图5中示出的另一示例中，多孔层300包括三个孔隙区域。在第一区域304中，多孔层300以结构化的方式限定为具有结构化孔隙。多孔层300具有路径，上述路径类似于开孔型泡沫中存在的那些路径。多孔层300中的路径并非是随机的并且以从计量孔386至外表面360的预定样式来限定。在第二区域314中，蛇形管313限定于多孔层300内使得至少一些管将计量孔387流体连接至外表面360。在第三区域324中，结构化孔隙也被限定为使得以从计量孔388至外表面360的预定样式限定路径，上述路径类似于开孔型泡沫中存在的那些路径。在所示的示例中，第三区域324中存在的空穴百分比或孔隙度不同于第一区域304中的空穴百分比或孔隙度。可替代地，第三区域324的孔隙可以与第一区域304中的孔隙相同。

现将参照图6示出的压力侧壁24的部分或部段120对制造多孔层100的一种可行方法的示例进行说明。壁部段120大体上是任意涡轮机部件的壁部段的代表，其具有诸如平面、凸型、凹型和/或复杂曲面的任意形状。应当理解，壁部段120的设置步骤包括但不限于壁部段120的制造或获得预先制造的壁部段120。制造壁部段120的方法包括但不限于按照惯例已知的那些方法，诸如铸造、机械加工及其组合。

计量孔86、87和88(图7)形成为穿过壁部段120并从内部表面54延伸至外部表面56。例如，它们可以在铸造期间由芯或杆限定，或通过诸如铸造之后使用钻孔的常规方法来限定。壁部段120基本上是不能渗透的并且可以是除计量孔86、87和88外完全是实心的。本文中使用的短语“基本上”指的是可实现的制造公差的极限。换言之，意在是实心的但因制造偏差而具有一些孔隙的壁部段可以说成是基本上不能渗透的。

通过参照图8至图11的以下说明能够理解在壁部段120上形成结构化多孔层的步骤。参照图8，计量孔86、87、88由可移除的插头155插入。

接下来，粉末粘附至外部表面56。本文中使用的短语“粘附”指的是使层以足够的粘结强度粘附至表面以便在随后的粉末熔融过程期间保持就位的任意方法。“粘附”暗示粉末除在其自身重量下简单地放置就位外具有粘结或连接，如使用常规的铺粉机(powder-bedmachine)时的情况那样。例如，表面可被涂覆有粘合剂产品，上述粘合剂产品可通过诸如浸渍或喷涂的方法施加。适合的低成本粘附剂的一个非限制性示例是可从3m公司(3mcompany，st.paul，mn55144us)获得的可复位式75喷胶(repositionable75sprayadhesive)。可替代地，粉末可以通过诸如静电吸引的其他方法而被粘附至部分表面，或通过使粉末磁化(如果该部分是含铁的)而被粘附。图9示出了被施加至外部表面56的粘附剂125。

如图10所示，一层粉末p(例如、金属、陶瓷和/或有机粉末)沉积于粘附剂125上。作为非限制性示例，粉末层的厚度可以为约10微米(0.0004英寸)。本文中使用的短语“层”指的是增量添加的质量(incrementaladditionofmass)并且不需要上述层是平面的或上述层覆盖指定范围或具有指定厚度。

粉末p可以通过滴下(dropping)或喷涂粉末p、或通过以粉末浸渍壁部段120而施加。粉末施加之后可以根据需要可选择地进行刷除、刮除、吹脱、或震动以移除过量的粉末，例如以获得均匀的层。应当注意，粉末施加过程并不需要常规的粉末床或平面作业表面，并且壁部段120可以通过任意所需方式进行支承，例如简单的工作台、夹具或固定装置。

在图11中可以看到，一旦沉积有粉末p，就使用定向的能量源150(诸如激光或电子束)来熔化正在进行构建的一层多孔层。定向能量源发出光束“b”并且光束控制装置被用于以适当的样式在暴露的粉末表面上方控制光束b。暴露的粉末p的层由光束加热至使其能够熔化、流动、并共同固化(consolidate)且融合至或粘附至与其接触的基底的温度。以此方式，组成粉末p的颗粒现作为壁部段120的一部分而存在。这个步骤可被称为融合(fusing)粉末。未融合的粉末能够在这个阶段被移除，之后进行下一个施加粘附剂、施加粉末和融合粉末的循环。然而，在所示实施例中，在各步骤中没有被移除的未融合的粉末保持就位。在这方面，未融合的粉末能够操作以支承下一层的粉末。

重复沉积粉末之后定向能量熔化粉末的这种循环直至多孔层100(图3)完整。

上述过程仅是增材制造工艺的一个示例。短语“增材制造”描述了涉及逐层构造或添加制备(这与常规机械加工工艺情况下的材料去除相反)的工艺。这种工艺也可被称为“快速制造工艺”。增材制造工艺包括但不限于：直接金属激光熔化(dmlm)、激光净成形制造(lnsm)、电子束烧结、选择性激光烧结(sls)、3d打印(诸如通过喷墨打印机和激光打印机)、立体印刷成型(sla)、电子束熔炼(ebm)、激光工程化净成形(lens)、以及直接金属沉积(dmd)。

这些增材制造工艺中的任意工艺都可被用于形成本文中说明的多孔层。例如，如果整个涡轮机桨叶10通过增材制造进行构建，那么可以使用粉末床增材制造方法在相同的构建过程中形成基底(即，翼型件壁)和结构化多孔层二者。

本文中描述的过程和结构相较于现有技术具有若干优点。根据预定尺寸设计制造并专门制作多孔结构，多孔结构定位于诸如翼型件的基部壁的预制结构上，预制结构可以具有定位于其上的外部层或外部涂层。多孔结构能够具有不同的区域，上述不同的区域在单一的连续层中具有不同的结构化孔隙等级。连续层能够通过上述的增材制造而构造。根据现有技术方法不能实现的孔隙度的渐变过渡能够在多孔层中得以实现。

前文已经描述了多孔结构及其制造方法。在本说明书中公开的全部特征(包括任意所附的权利要求书、摘要和附图)和/或如此公开的任意方法或过程的全部步骤可以以任意组合的方式进行结合，除了其中这些特征和/或步骤中至少一些是互斥的组合。

本说明书(包括任意所附的权利要求书、摘要和附图)中公开的每个特征可由用于相同的、等效的或类似的目的的替代性特征取代，除非以其他方式明确说明。因而，除非以其他方式明确说明，所公开的每个特征均是一些列等效或相似特征的仅一个示例。

本发明并未被限制于前文的实施例的细节。本发明扩展至本说明书(包括任何所附的潜在新颖性点、摘要和附图)中公开的特征的任意新颖的特征、或任意新颖的组合、或如此公开的任意方法或过程的步骤的任意新颖的步骤或任意新颖的组合。